高超聲速飛行器cfd氣動建模方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及航空航天領域的飛行器建模領域，為提出適用于高超聲速飛行器的基于CFD的氣動建模方法，為實驗代價昂貴的氣動建模提供可行的思路，推進高超聲速飛行器的分析及設計進程，為新型高超聲速飛行器模型的發(fā)展提供全面可靠的建模方法，節(jié)約開發(fā)成本，具有很好的應用前景與經濟價值。為此，本發(fā)明采取的技術方案是，高超聲速飛行器CFD氣動建模方法，由三部分構成，即：進行數(shù)值建模與網格劃分德前處理部分、進行計算求解的求解器部分、進行結果分析的后處理部分；前處理包括幾何模型的建立和計算網格的劃分兩個小部分。本發(fā)明主要應用于航空航天飛行裝備的設計制造。
【專利說明】高超聲速飛行器CFD氣動建模方法

【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及航空航天領域的飛行器建模問題。主要涉及高超聲速飛行器氣動數(shù)據(jù)的計算。具體講，涉及高超聲速飛行器CFD氣動建模方法。
技術背景
[0002]高超聲速飛行器是指飛行速度超過5倍聲速的飛機、有翼或無翼飛行器。飛行器結構設計、材料特性、力學特性、高速空氣流體對機體的影響都不同于彈體飛行器或傳統(tǒng)的飛行器。描述高超聲速飛行器的運動規(guī)律對控制器設計具有重要作用，因此需要在建模過程中全面考慮高超聲速流體特性、發(fā)動機特性、結構彈性特性、氣動/推進/結構耦合特性、執(zhí)行機構特性等。
[0003]針對高超聲速飛行器，通常的建模手段有飛行試驗、風洞試驗和計算機仿真。而前兩種科研條件要求嚴格，并且經費數(shù)額巨大，因此計算機仿真研究在飛行器建模方面發(fā)揮了十分重要的作用。
[0004]計算流體動力學(Computat1nal Fluid Dynamics,簡稱CFD)是通過計算機數(shù)值計算和圖像顯示，對流場進行分析、計算、預測。CFD是把原來在時間域及空間域上連續(xù)的物理量的場，如速度場和壓力場，用一系列有限個離散點上的變量值的集合來代替。CFD的數(shù)值模擬，能深刻揭示物理現(xiàn)象產生的機理，為實驗提供指導，節(jié)省實驗所需的人力、物力和時間，并對實驗結果的整理和規(guī)律的得出起到很好的指導作用。目前，計算流體動力學(CFD)已經有了比較成熟的發(fā)展，并且在航空航天領域有了非常出色的應用。
[0005]CFD計算具有以下優(yōu)點:
[0006]第一，成本低。在大多數(shù)實際應用中，計算機運算的成本要比相應的實驗研究的成本低幾個數(shù)量級。隨著所研究的物理對象變得愈來愈大、以及愈來愈復雜，這個因素的重要性還會不斷的增長。第二，速度快。計算機的模擬能以極其驚人的速度進行。設計者可以在很短的時間內研究多種不同的方案，并從中選出最佳的設計，而相應的實驗研究將需要很長的時間。第三，資料完備。計算機求解可以得到詳盡而又完備的資料，它能夠提供在整個計算域內所有的有關變量。第四，具有模擬真實條件的能力。對于計算機模擬而言，不論是具有很大或很小尺寸的物體、處理很低或很高的溫度、控制有毒或易燃的物體，都可以很容易地模擬真實的條件。第五，具有模擬理想條件的能力。在研究某種現(xiàn)象時，人們希望把注意力集中在幾個基本參數(shù)上而設法消除所有無關的因素，在模擬計算中可以很容易的限定一些條件，達到理想化的條件。
[0007]通過對現(xiàn)有技術的檢索，并未發(fā)現(xiàn)類似專利。特別是針對復雜的高超聲速飛行器，缺乏合適的氣動數(shù)據(jù)計算方法，無法得到真實可信的氣動模型。


【發(fā)明內容】

[0008]為了克服現(xiàn)有技術的不足，提出適用于高超聲速飛行器的基于CFD的氣動建模方法，為實驗代價昂貴的氣動建模提供可行的思路，推進高超聲速飛行器的分析及設計進程，為新型高超聲速飛行器模型的發(fā)展提供全面可靠的建模方法，節(jié)約開發(fā)成本，具有很好的應用前景與經濟價值。為此，本發(fā)明采取的技術方案是，高超聲速飛行器CFD氣動建模方法，由三部分構成，即:進行數(shù)值建模與網格劃分德前處理部分、進行計算求解的求解器部分、進行結果分析的后處理部分；前處理包括幾何模型的建立和計算網格的劃分兩個小部分:針對高超聲速飛行器幾何外形，采用GAMBIT軟件對其按照點、線、面的順序一步一步繪制，在定下坐標原點之后，依據(jù)飛行器尺寸將飛行器各頂點坐標確定，接下來將飛行器頂點用線連接起來，將同一個平面內的直線選中確定為相應平面，則完成幾何模型建立工作；對于計算網格的劃分，采取的策略是:首先將計算區(qū)域進行分塊處理，獲得若干個子模塊，然后在這些模塊上采用結構的四邊形網格，最后整合成一個完整的計算域；在確定了網格拓撲結構之后，采用由下至上的策略來控制網格的疏密，即從線網格開始，再到面網格；劃分網格之后，從正交性和網格單元的長寬比兩個指標檢查所畫網格的質量；最后對各個表面設定邊界條件，生成網格文件，即完成了前處理的所有工作。
[0009]求解器是采用FLUENT軟件，具體為:首先將網格文件導入FLUENT軟件中，對網格質量進行進一步檢查，確保建模和計算域中的單位尺度一致并設置基本求解器；接下來進行模型的設置，包括開啟能量方程、選擇湍流模型以及選擇組分反應模型；然后進行參數(shù)設置，包括流體物質、邊界條件和參考值的設置；在將需要求解的方程和邊界條件都設置完畢之后，進行求解器的選擇，設置離散格式和欠松弛因子并設置監(jiān)視器；最后完成計算初始化和迭代求解計算，得到高超聲速飛行器在不用飛行條件下的壓力、溫度、速度云圖和氣動系數(shù)數(shù)據(jù)。
[0010]后處理是針對CFD實驗獲得的壓力云圖和實驗數(shù)據(jù)曲線圖來分析飛行器的氣動特性；通過不同攻角和升降舵偏轉角條件下的壓力云圖分析攻角和升降舵偏轉角對流場的影響；最后根據(jù)具體的氣動系數(shù)實驗結果，分別從氣動系統(tǒng)本身的特性赫和氣動系統(tǒng)對發(fā)動機的耦合特性兩方面進行分析。
[0011]與已有技術相比，本發(fā)明的技術特點與效果:
[0012]通過對兩列TAE圖像傳感器輸出圖像進行自動修補，得到連續(xù)的、單像素寬的目標邊界信息。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0013]附圖1CFD工作流程圖
[0014]附圖2飛行器幾何外形示意圖
[0015]附圖3分塊的飛行器幾何結構
[0016]附圖4線網格劃分示意圖
[0017]附圖5面網格劃分示意圖
[0018]附圖6計算域面網格
[0019]附圖7 Fluent設置流程圖
[0020]附圖8升力系數(shù)收斂圖
[0021]附圖9零攻角、零舵偏壓力云圖
[0022]附圖10升力系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)的變化關系曲線
[0023]附圖11阻力系數(shù)隨攻角和油門開度的變化關系曲線

【具體實施方式】
[0024]本發(fā)明可以為氣動數(shù)據(jù)的計算提供新途徑，并為后續(xù)的模型應用和控制器設計提供依據(jù)，從而能夠為高超聲速飛行器的安全使用提供保證。
[0025]隨著高超聲速飛行技術的研究深入，多種建模方法得到了不同程度的發(fā)展，但是，由于飛行試驗的代價極其昂貴，不可靠的數(shù)學模型給系統(tǒng)設計帶來了潛在的使用風險，因此急需一個可靠的建模方法保證所建立的高超聲速飛行器模型是準確有效的。本發(fā)明的主要目的就是提供一套完整的基于CFD的高超聲速飛行器氣動建模方法。首先給出高超聲速飛行器縱向結構點、線、面的建模方法，然后介紹采用結構網格對模型進行網格劃分的方法，在給出邊界條件及求解器的設置方法后，給出詳細的求解計算過程，包括高超聲速飛行器升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)等的收斂曲線，高超聲速飛行器表面及整個流場的溫度、壓力、速度云圖，最后能夠得到完整的高超聲速飛行器縱向氣動數(shù)據(jù)。本發(fā)明將為實驗代價昂貴的氣動建模提供可行的思路，推進高超聲速飛行器的分析及設計進程，為新型高超聲速飛行器模型的發(fā)展提供全面可靠的建模方法，節(jié)約開發(fā)成本，具有很好的應用前景與經濟價值。
[0026]本發(fā)明以計算機仿真為主要研究手段，針對高超聲速飛行器建模問題，提出基于計算流體動力學(CFD)的縱向氣動數(shù)據(jù)建模方法，并通過CFD軟件進行了實驗驗證，得到了高超聲速飛行器縱向模型的氣動數(shù)據(jù)。
[0027]本發(fā)明提出的基于CFD的高超聲速飛行器氣動建模方法由三部分構成，即:數(shù)值建模與網格劃分(前處理)、計算求解(求解器)和結果分析(后處理)。
[0028]本發(fā)明提出的CFD前處理包括幾何模型的建立和計算網格的劃分兩個小部分。針對高超聲速飛行器幾何外形，采用GAMBIT軟件對其按照點、線、面的順序一步一步繪制。在定下坐標原點之后，依據(jù)飛行器尺寸將飛行器各頂點坐標確定，接下來將飛行器頂點用線連接起來，將同一個平面內的直線選中確定為相應平面，則完成幾何模型建立工作。對于計算網格的劃分，采取的策略是:首先將計算區(qū)域進行分塊處理，獲得若干個子模塊，然后在這些模塊上采用結構的四邊形網格，最后整合成一個完整的計算域。在確定了網格拓撲結構之后，采用由下至上的策略來控制網格的疏密，即從線網格開始，再到面網格。劃分網格之后，從正交性和網格單元的長寬比兩個指標檢查所畫網格的質量；最后對各個表面設定邊界條件，生成網格文件，即完成了前處理的所有工作。
[0029]本發(fā)明采用CFD求解器是FLUENT軟件。首先將網格文件導入FLUENT軟件中，對網格質量進行進一步檢查，確保建模和計算域中的單位尺度一致并設置基本求解器。接下來進行模型的設置，包括開啟能量方程、選擇湍流模型以及選擇組分反應模型。然后進行參數(shù)設置，包括流體物質、邊界條件和參考值的設置。在將需要求解的方程和邊界條件都設置完畢之后，進行求解器的選擇，設置離散格式和欠松弛因子并設置監(jiān)視器。最后完成計算初始化和迭代求解計算，得到高超聲速飛行器在不用飛行條件下的壓力、溫度、速度云圖和氣動系數(shù)數(shù)據(jù)。
[0030]本發(fā)明提出的CFD后處理是針對CFD實驗獲得的壓力云圖和實驗數(shù)據(jù)曲線圖來分析飛行器的氣動特性。飛行器表面的流場特性主要與飛行器攻角、升降舵偏轉角相關，攻角和升降舵偏轉角的改變將直接影響流場變化，因此，本發(fā)明通過不同攻角和升降舵偏轉角條件下的壓力云圖分析攻角和升降舵偏轉角對流場的影響。最后根據(jù)具體的氣動系數(shù)實驗結果，分別從氣動系統(tǒng)本身的特性赫和氣動系統(tǒng)對發(fā)動機的耦合特性兩方面進行分析。
[0031]借助于計算機虛擬仿真，對本發(fā)明所提方法進行了仿真實驗，結果證明了所提基于CFD的高超聲速飛行器氣動建模方法可以用于高超聲速飛行器的氣動數(shù)據(jù)計算，可以給出定性的氣動特性分析和定量的氣動實驗數(shù)據(jù)。
[0032]以美國加州州立大學給出的CSULA-GHV高超聲速飛行器剛體縱向模型為例，應用本發(fā)明提出的基于CFD的高超聲速飛行器氣動建模方法，對其進行了氣動建模并成功獲得氣動數(shù)據(jù)。首先，以該飛行器模型外形和尺寸為依據(jù)，建立高超聲速飛行器縱向模型的幾何模型；在將包含飛行器及外流場在內的整個區(qū)域分為11個計算域，分別采用結構網格進行網格劃分；在檢查網格質量并進行求解軟件相關設置后，開始迭代計算過程，最終得到高超聲速飛行器在不同條件下的壓力、溫度、速度云圖和氣動系數(shù)數(shù)據(jù)。
[0033]從得到的壓力云圖可以對比不同攻角或者不同升降舵偏轉角下飛行器各表面所受壓力變化情況，與經過激波膨脹波理論分析得到的理論上的結論是一致的。根據(jù)得到的氣動數(shù)據(jù)，分別從氣動系統(tǒng)本身的特性、氣動系統(tǒng)對發(fā)動機的耦合特性兩方面進行分析。首先分析了攻角、升降舵偏轉角和馬赫數(shù)對升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)的影響，接下來分析了發(fā)動機對升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)的影響，與公開文獻中通過風洞實驗所獲得的縱向氣動數(shù)據(jù)對比后發(fā)現(xiàn)，在氣動系數(shù)的變化趨勢上，與本發(fā)明所建立的模型基本吻合。
[0034]社會效益及經濟效益:此項發(fā)明對高超聲速飛行器的研究具有十分重要的推動意義。本發(fā)明提出了有效的高超聲速飛行器氣動建模方法，不僅為高超聲速飛行器建模提供了新思路，也避免了進行風洞試驗所消耗的巨大經費，能夠獲得可靠的高超聲速飛行器氣動數(shù)據(jù)，為后續(xù)模型分析及控制器設計提供了保障。高超聲速飛行器作為未來潛在的載人和運輸工具，促進其相關技術的發(fā)展加快研究進程，將具有較高的經濟價值。
[0035]下面結合附圖對本發(fā)明作進一步詳述。
[0036]參見圖1，利用CFD進行高超聲速飛行器氣動數(shù)據(jù)建模的整個工作流程包括三個部分，即CFD前處理、CFD求解器和CFD后處理。在CFD前處理階段，針對不同飛行器外形及尺寸建立幾何模型，并劃分計算區(qū)域；在分塊的計算區(qū)域中分別劃分計算網格，生成后續(xù)計算所需的節(jié)點；最終生成網格文件。在CFD求解器階段，根據(jù)實際飛行器運行高度等條件，建立流體模型和控制方程(包括開啟能量方程)；確立計算的初始條件，并設置邊界條件；通過設置求解器參數(shù)，將控制方程和邊界條件離散化；給定控制參數(shù)，進行計算初始化，最后進行控制方程的求解計算。在CFD后處理階段，主要是獲得收斂的解，輸出計算結果，并根據(jù)得到的云圖和氣動數(shù)據(jù)分析高超聲速飛行器的氣動特性。
[0037]參見圖2，本發(fā)明以美國加州州立大學提出的CSULA-GHV高超聲速飛行器模型為例，具體的構型及尺寸也是完全參考此機型的幾何外形，飛行器的上表面設計為水平面，下表面分別由前體斜面、帶有恒定面積的超燃沖壓發(fā)動機平面和后體斜面組成。前體斜面起到了壓縮道的作用，壓縮來流使其進入發(fā)動機。后體斜面起到了擴張噴管的作用。使用GAMBIT軟件進行二維幾何建模，過程按照點、線、面的順序依次完成。對于航空翼型的CFD仿真，計算邊界要選取足夠大，才能保證計算的準確性，一般選取翼展長度的20倍左右作為邊界的半徑，本發(fā)明所選取的半徑為600米。
[0038]參見圖3，本發(fā)明選擇網格拓撲結構需要考慮三個方面的問題:①所采用的飛行器縱向幾何結構相對來說比較復雜，細長的尖銳外形，有別于傳統(tǒng)的翼型。②對于這種繞流問題，計算區(qū)域是多連域，即計算區(qū)域邊界線內含有非計算區(qū)域，發(fā)動機和機體又是獨立分開的，因此造成計算區(qū)域中有兩個獨立的非計算區(qū)域?；谝陨显?，本發(fā)明采取的策略是，首先將計算區(qū)域進行分塊處理，獲得若干個子模塊，然后在這些模塊上采用結構的四邊形網格，最后整合成一個完整的計算域。將復雜的外形分解成若干的部分，可以提高整體網格的質量，在飛行器壁面周圍、發(fā)動機等重要部位進行加密處理提高計算精度，在計算域外圍流場變化不大的地方盡量減少網格的數(shù)量。分別按照前體部分、發(fā)動機部分、后體部分將飛行器整合為一個類矩形的結構，將飛行器附近的計算區(qū)域劃分為3塊。再分別將這個類矩形的四個邊與最外面的正方形計算域連接為計算域。
[0039]參見圖4，在各邊界上布置網格節(jié)點，考慮節(jié)點的增長比例、方向，長寬比。首先在飛行器的外圍表面上需要布置密一些的點，跟飛行器外圍表面直接相連的子模塊網格劃分的都會比較密。然后設定從飛行器近壁面到外圍計算域的線網格按照一定的比例增長，控制從里至外劃分的網格由密至疏。最后剩下的是外圍計算域線網格，為了保持均勻，外圍邊界線網格的大小同延伸出來的線的末端相一致。由于采用結構四邊形網格，要求子模塊對邊上的線網格區(qū)間個數(shù)要相等才能劃分面網格。
[0040]參見圖5，四邊形結構網格劃分方法所適用的模型形狀，在劃分的時候對頂點類型及網格節(jié)點數(shù)是有要求的，面上的邊數(shù)要大于或等于4，并且頂點要求為4個節(jié)點類型，其他為邊類型，對應邊的網格節(jié)點數(shù)必須相等。為了在飛行器下表面的子模塊劃分結構四邊形網格，在飛行器下表面的點中，將發(fā)動機下表面的點類型均設置成邊類型，而四個角處的點設置為節(jié)點類型。修改好點的類型，應用面網格劃分工具生成四邊形結構網格。由于有了線網格的控制，面網格的生成不需要輸入其他參數(shù)，直接靠線網格來控制面網格的疏密，這也是采用結構網格由下至上劃分網格的優(yōu)點。
[0041]參見圖6，將每個小計算域的面網格劃分完成后得到整個計算域的面網格，然后檢查網格質量。判斷網格的質量有兩個標準:第一是正交性，第二是網格單元的長寬比。由于本發(fā)明所研究的幾何構型是棱角比較分明的類矩形，采用結構網格最大程度的保證了網格的正交性，基本上90%的網格單元的偏斜率都在0.1以下。但這也造成了在計算域的邊緣，網格的長寬比會非常大，最大的網格單元長寬比數(shù)量級達到了 100，不過在后續(xù)FLUENT的計算中，這樣的網格滿足要求。網格的質量符合要求之后，在導出網格之前需要進行邊界條件設置。在本發(fā)明中，針對高超聲速飛行器的空氣動力學進行模擬，設置如下的邊界條件:最外面一層設置為壓力遠場，機身設置為壁面，發(fā)動機上壁面設置為質量流量入口。最后導出.mesh文件，準備導入FLUENT進行計算。
[0042]參見圖7，在將.mesh文件導入FLUENT軟件之后進入CFD求解器階段，需要對FLUENT進行逐項設置。
[0043]首先對網格進行檢查，F(xiàn)LUENT會統(tǒng)計出網格中的最大網格體積、最小網格體積等信息，確保不會出現(xiàn)負網格，否則需要重新進行網格的劃分，；檢查計算域的尺度范圍和單位，GAMBIT中建模的單位是毫米，而FLUENT中的默認單位是米，需保證二者的單位一致；設置基本的求解器，本發(fā)明選擇壓力基求解器進行求解。
[0044]然后設置模型，在FLUENT中設置模型，意味著選擇特定的控制方程進行求解，并對方程中的具體參數(shù)進行設置。對于模擬推進系統(tǒng)燃燒的時候，涉及到化學反應，所以需要開啟能量方程。高超聲速飛行器在真實飛行中氣流必然會產生粘性效應，為了更加真實的反映流體的狀態(tài)，本發(fā)明在模型設置中選擇湍流模型和有限速率模型，將反應方式設置為氫氣與空氣混合反應。
[0045]接下來依次設置流體物質、邊界條件和參考值。設置最外面邊界為壓力遠場，設置流體物質為理想氣體。通過設置壓力遠場邊界的風速和風向，來模擬不同馬赫數(shù)和不同攻角下飛行器的氣動特性。對于空氣的流動方向，分別在橫向和縱向分量中設置攻角的余弦和正弦值。將飛行器的上表面、前體下表面、后體下表面和發(fā)動機表面均設置為默認的壁面；發(fā)動機燃料出口設置為質量入口，物質設置為氫氣，通過不同的氫氣流量來控制發(fā)動機的油門。設置用于計算升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的參考值，密度選擇為壓力遠場邊界處的密度值，速度選擇為壓力遠場處的自由流的速度。
[0046]進行了以上設置之后，相當于根據(jù)本發(fā)明的高超聲速飛行器建模問題，將FLUENT需要求解的方程和邊界條件都設置完畢，接下來需要確定采用何種求解器以及采用何種工作模式來進行求解。本發(fā)明選擇耦合式求解器，耦合式求解器是同時求解連續(xù)方程、動量方程、能量方程及組分輸運方程的耦合方程組，然后再逐一地求解湍流等標量方程。
[0047]最后，進行監(jiān)視器的設置。在求解過程中，通過設置監(jiān)視器檢查所關心的物理量的變化過程。本發(fā)明所關心的是作用在飛行器上的力和力矩，分別設置殘差、阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的迭代監(jiān)視器。阻力設置與來流的方向一致，升力設置與來流的方向垂直向上，俯仰力矩的設置同阻力和升力設置類似，力矩參考中心設置為飛行器的重心。
[0048]參見圖8，在計算求解之前，需要提供給FLUENT對流場的解的初始猜測值，給方程的迭代計算賦初值，通常對于初值較準確的估計會得到較好的收斂情況，壓力遠場邊界處的值是比較穩(wěn)定的，因此從壓力遠場的邊界處開始初始化進行計算。在迭代數(shù)中輸入2000，本發(fā)明仿真時迭代少則500次、多則1200次，所監(jiān)測的值基本達到穩(wěn)定，此時認為收斂，以升力系數(shù)迭代變化曲線收斂圖為例。用REPORT功能將飛行器的力和力矩系數(shù)導出，用于進一步分析。
[0049]參見圖9，此圖為零攻角零舵偏時的壓力云圖。飛行器表面的流場特性主要與飛行器攻角、升降舵偏轉角相關，攻角和舵偏的改變將直接影響流場變化。當攻角為零時，由于飛行器上表面的傾角設計為零，所以上表面沒有產生激波，是自由流。在飛行器的前體下表面，可以清晰看到產生了一道激波。并通過顏色可以看出，經過激波，氣流的壓強增大。發(fā)動機的前緣將激波完全捕獲，沒有發(fā)生溢出現(xiàn)象。在發(fā)動機內部，氣流所產生的壓強達到了最大值。除了壓力云圖，還可以得到飛行器表面及整個流場的速度云圖和溫度云圖，在此不--贅述。
[0050]飛行器在不同的攻角、升降舵偏轉角、馬赫數(shù)的飛行條件下，機體表面所產生的流場情況不同，使得機體的受力和力矩發(fā)生改變。通過繪制不同升降舵偏轉角的飛行器模型并在求解器設置中給定不同的攻角可以進行不同條件下的仿真，得到不同的壓力云圖、速度云圖和溫度云圖，在此也不一一贅述。
[0051]通過壓力云圖可以定性的分析飛行器在不同飛行器條件下，由本身的構型所帶來的獨特的氣動特性。為了使結論更加清楚，下面根據(jù)具體的氣動系數(shù)實驗結果，分別從氣動系統(tǒng)本身的特性、氣動系統(tǒng)對發(fā)動機的耦合特性兩方面進行分析。由于數(shù)據(jù)和圖過多，在此不一一列舉，分別以升力系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)的變化關系曲線為例說明氣動系統(tǒng)本身的特性，以阻力系數(shù)隨攻角和油門開度的變化關系曲線為例說明氣動系統(tǒng)對發(fā)動機的耦合特性。
[0052]參見圖10，是升力系數(shù)隨攻角和馬赫數(shù)的變化關系曲線。從圖中可以看出，升力系數(shù)相對于攻角是線性增加的關系。當攻角為負時，升力系數(shù)基本為負值。當攻角為正時，升力系數(shù)基本為正值。因為當攻角的正負發(fā)生變化時，機體垂直于氣流方向的受力方向發(fā)生了變化。由于飛行器的構型，當機體與來流角度越大，機體所受到的與氣流垂直方向的力越大，因此隨著攻角絕對值的增大，或者說飛行器偏離設計飛行角度(零攻角附近)越大，升力系數(shù)的絕對值越大。
[0053]參見圖11，是阻力系數(shù)隨攻角和油門開度的變化關系曲線。從圖中可以看出，當發(fā)動機油門加大時，阻力系數(shù)是逐漸減小的。這是由于尾噴造成飛行器后部氣流的變化，使得氣流在飛行器軸向產生與阻力方向相反的力，因此飛行器的阻力系數(shù)有所減小。另外，發(fā)動機油門的大小只改變氣動系數(shù)的整體大小，而并不改變氣動系數(shù)本身隨著攻角以及升降舵偏角的變化關系，氣動系統(tǒng)本身的特性與飛行器的幾何構型是緊密相關的。
[0054]本發(fā)明旨在通過CFD建模得到氣動數(shù)據(jù)，并得到力和力矩系數(shù)與狀態(tài)量(如攻角、馬赫數(shù)等)的變化關系，以圖10和圖11為例進行說明，其他變化關系曲線不再一一贅述。
【權利要求】
1.一種高超聲速飛行器CFD氣動建模方法，包括如下步驟:由三部分構成，即:進行數(shù)值建模與網格劃分德前處理部分、進行計算求解的求解器部分、進行結果分析的后處理部分；前處理包括幾何模型的建立和計算網格的劃分兩個小部分:針對高超聲速飛行器幾何外形，采用GAMBIT軟件對其按照點、線、面的順序一步一步繪制，在定下坐標原點之后，依據(jù)飛行器尺寸將飛行器各頂點坐標確定，接下來將飛行器頂點用線連接起來，將同一個平面內的直線選中確定為相應平面，則完成幾何模型建立工作；對于計算網格的劃分，采取的策略是:首先將計算區(qū)域進行分塊處理，獲得若干個子模塊，然后在這些模塊上采用結構的四邊形網格，最后整合成一個完整的計算域；在確定了網格拓撲結構之后，采用由下至上的策略來控制網格的疏密，即從線網格開始，再到面網格；劃分網格之后，從正交性和網格單元的長寬比兩個指標檢查所畫網格的質量；最后對各個表面設定邊界條件，生成網格文件，即完成了前處理的所有工作。
2.如權利要求1所述的高超聲速飛行器CFD氣動建模方法，其特征是，求解器是采用FLUENT軟件，具體為:首先將網格文件導入FLUENT軟件中，對網格質量進行進一步檢查，確保建模和計算域中的單位尺度一致并設置基本求解器；接下來進行模型的設置，包括開啟能量方程、選擇湍流模型以及選擇組分反應模型；然后進行參數(shù)設置，包括流體物質、邊界條件和參考值的設置；在將需要求解的方程和邊界條件都設置完畢之后，進行求解器的選擇，設置離散格式和欠松弛因子并設置監(jiān)視器；最后完成計算初始化和迭代求解計算，得到高超聲速飛行器在不用飛行條件下的壓力、溫度、速度云圖和氣動系數(shù)數(shù)據(jù)。
3.如權利要求1所述的高超聲速飛行器CFD氣動建模方法，其特征是，后處理是針對CFD實驗獲得的壓力云圖和實驗數(shù)據(jù)曲線圖來分析飛行器的氣動特性；通過不同攻角和升降舵偏轉角條件下的壓力云圖分析攻角和升降舵偏轉角對流場的影響；最后根據(jù)具體的氣動系數(shù)實驗結果，分別從氣動系統(tǒng)本身的特性赫和氣動系統(tǒng)對發(fā)動機的耦合特性兩方面進行分析。
【文檔編號】G06F17/50GK104298805SQ201410398306
【公開日】2015年1月21日 申請日期:2014年8月13日 優(yōu)先權日:2014年8月13日
【發(fā)明者】宗群, 尤明, 曾凡琳, 常陳陳, 曲照偉 申請人:天津大學